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1、(10)申请公布号 CN 103612746 A (43)申请公布日 2014.03.05 CN 103612746 A (21)申请号 201310506992.0 (22)申请日 2013.10.24 B64C 7/02(2006.01) B64D 29/02(2006.01) (71)申请人 中国商用飞机有限责任公司 地址 200120 上海市浦东新区张杨路 25 号 申请人 中国商用飞机有限责任公司上海飞 机设计研究院 (72)发明人 陈迎春 张淼 于哲慧 张美红 薛飞 刘铁军 张冬云 周峰 马涂亮 赵宾宾 (74)专利代理机构 北京市金杜律师事务所 11256 代理人 楼仙英 徐年康。
2、 (54) 发明名称 翼吊布局飞机中吊挂的整流罩结构 (57) 摘要 本发明提供了一种翼吊布局飞机中吊挂(20) 的整流罩结构， 所述整流罩包括位于机翼前缘 (31) 前方的前部整流罩 (21) 和位于机翼前缘 (31) 后方的后部整流罩 (22)， 其特征在于， 至少 一部分所述后部整流罩 (22) 由截面控制线建模 成形， 包括至少一组横向站位控制线 (P01， P02， P03， P04) 和至少一组纵向站位控制线 (S01， S02， S03， S04， S05)。通过采用横纵站位控制线对吊 挂的后部整流罩成形， 本发明能够仅通过对吊挂 的后部整流罩进行曲率控制来进行吊挂设计， 可 以。
3、实现在吊挂后部不进行偏转的情况下， 对吊挂 / 机翼 / 发动机短舱之间空间的流道面积进行优 化。 (51)Int.Cl. 权利要求书 1 页 说明书 4 页 附图 2 页 (19)中华人民共和国国家知识产权局 (12)发明专利申请 权利要求书1页 说明书4页 附图2页 (10)申请公布号 CN 103612746 A CN 103612746 A 1/1 页 2 1. 翼吊布局飞机中吊挂 (20) 的整流罩结构， 所述整流罩包括位于机翼前缘 (31) 前方 的前部整流罩 (21) 和位于机翼前缘 (31) 后方的后部整流罩 (22)， 其特征在于， 至少一部 分所述后部整流罩 (22) 由截。
4、面控制线建模成形， 包括至少一组横向站位控制线 (P01， P02， P03， P04) 和至少一组纵向站位控制线 (S01， S02， S03， S04， S05)。 2. 根据权利要求 1 所述的翼吊布局飞机中吊挂的整流罩结构， 其特征在于， 所述后部 整流罩 (22) 的后缘线 (23) 为向机翼后缘方向突出的凸出弧形。 3. 根据权利要求 2 所述的翼吊布局飞机中吊挂的整流罩结构， 其特征在于， 所述后缘 线 (23) 的凸出弧形由曲线段和 / 或直线段构成。 4. 根据权利要求 1 所述的翼吊布局飞机中吊挂的整流罩结构， 其特征在于， 所述后部 整流罩 (22) 的后缘线 (23) 。
5、与发动机喷口表面直接接触。 5. 根据权利要求 1 所述的翼吊布局飞机中吊挂的整流罩结构， 其特征在于， 所述至少 一组横向站位控制线 (P01， P02， P03， P04) 和 / 或至少一组纵向站位控制线 (S01， S02， S03， S04， S05) 为封闭的曲线。 6. 根据权利要求 5 所述的翼吊布局飞机中吊挂的整流罩结构， 其特征在于， 所述至少 一组横向站位控制线 (P01， P02， P03， P04) 和 / 或至少一组纵向站位控制线 (S01， S02， S03， S04， S05) 为翼型。 7. 根据权利要求 1 所述的翼吊布局飞机中吊挂的整流罩结构， 其特征在于。
6、， 所述至少 一组横向站位控制线 (P01， P02， P03， P04) 和 / 或至少一组纵向站位控制线 (S01， S02， S03， S04， S05) 为不封闭的曲线。 8. 根据权利要求 7 所述的翼吊布局飞机中吊挂的整流罩结构， 其特征在于， 所述至少 一组横向站位控制线 (P01， P02， P03， P04) 和 / 或至少一组纵向站位控制线 (S01， S02， S03， S04， S05) 为二次曲线、 样条曲线。 9. 根据权利要求 1 所述的翼吊布局飞机中吊挂的整流罩结构， 其特征在于， 所述至少 一组横向站位控制线 (P01， P02， P03， P04) 和 / 。
7、或至少一组纵向站位控制线 (S01， S02， S03， S04， S05) 为直线。 权 利 要 求 书 CN 103612746 A 2 1/4 页 3 翼吊布局飞机中吊挂的整流罩结构 技术领域 0001 本发明总的涉及飞机气动外形设计领域， 更具体地涉及翼吊布局飞机中吊挂的整 流罩结构， 尤其是后部整流罩结构。 背景技术 0002 飞机在飞行过程中， 机翼的上表面、 下表面均产生升力， 一般在巡航飞行时， 需要 保证机翼的上、 下表面均不产生气流分离。对于发动机安装于机翼下方的飞机 ( 翼吊布局 飞机 ) 而言， 机翼上表面一般没有较大的凸出部件， 而机翼下表面与发动机吊挂接触， 机翼 。
8、下表面易受吊挂的整流罩气动面周边气流的影响。 如果机翼下表面受到来自吊挂的整流罩 气动面的较大的不利影响， 机翼下表面气流将会易于分离， 这对飞机飞行安全性和经济性 都是不利的。 0003 为方便说明， 下面叙述中将吊挂的整流罩气动面简称为 “吊挂” 。 0004 在翼吊布局飞机上， 作为连接发动机短舱和机翼的部件， 吊挂位于发动机短舱和 机翼之间。 吊挂整流罩的侧壁与机翼下表面接触， 吊挂的气动特性， 也就是其压力分布与表 面气流流动形态会直接影响机翼下表面的性能， 进而直接影响飞机性能。 一般情况下， 吊挂 整流罩内部需要一定容积来布置必需的管路、 线缆， 这样就需要吊挂整流罩具有一定的宽。
9、 度。吊挂宽度约束以及宽度约束所造成的曲率不利分布会对机翼造成不利影响。当吊挂以 较大宽度向后部逐渐收缩至一点时， 往往会使得吊挂表面的气流容易分离， 从而诱导机翼 下表面气流分离。 0005 为了减小或消除吊挂对机翼下表面的不利影响， 常常需要对吊挂后部进行局部的 优化设计。许多现有飞机机型中已对吊挂整流罩进行了局部整流修形， 如在吊挂与机翼相 交部分增加条带形状整流罩， 如 Convair990。另外有些飞机机型中采用加长吊挂后部过渡 长度的方案。例如波音、 空客现役某些型号飞机， 如 B737-300、 A320、 A330、 A340、 A380， 是将 吊挂向后延伸一直到机翼后缘之后。
10、， 并增加一种锥形整流罩形式的尾部对吊挂整流罩进行 收尾。但这种形式会增加机体结构部件， 增加作动机构， 从而增加飞机重量， 同时增加了飞 机的制造成本和维护成本。 0006 在一些现有技术中， 如专利 US4867394A 中采用将吊挂最大宽度位置放在机翼后 缘之后的方案， 从而避免吊挂对飞机产生不利影响。而实际工程当中， 从发动机引出的众 多管路线缆等部件需要经过吊挂后部连接至机翼， 即飞机对吊挂空间需求最大的位置位于 机翼后缘之前。因而此种方案中吊挂最大宽度在机翼后缘， 机翼后缘之后的吊挂空间均无 法利用， 反而增加吊挂的结构重量， 增加油耗， 降低飞机经济性。专利 US4314681A。
11、 采用在 吊挂整流罩侧壁与机翼相交位置安装整流罩的方案来改善飞机气动特性。 然而在贴近机翼 位置安装整流罩， 会缩小机翼下表面的面积， 降低飞机的升力， 减少飞机运载能力。若要保 持相同的运载能力， 则需要加大飞机飞行时的迎角， 增加飞机的阻力。该方案不适合在飞 机设计初期使用。专利 EPO186220A2 采用了修改机翼剖面形状来改善飞机安装发动机后 的气动性能。然而， 飞机机翼的改变将会影响飞机的众多设计参数， 带来大范围的设计更 说 明 书 CN 103612746 A 3 2/4 页 4 改， 设计人员在飞机设计中应当尽量避免机翼发生更改。 如果机翼由于发动机安装、 吊挂设 计而改变，。
12、 那么在更换新的发动机之后， 机翼仍要进行更改。如果是在某系列飞机的后续 机型改进中使用这一方案， 将延缓飞机的适航取证进程。这是因为机翼属于飞机的主要组 成部件， 若对机翼进行修改， 会使得若干与机翼相关的适航取证工作需要重新进行。专利 US20120001022A1 则是加装扰流片来改善吊挂侧壁气动性能。但是该方案加装的扰流片产 生了额外的阻力， 且该扰流片工作在发动机尾流中， 需要使用耐受高温的材料加工， 增加制 造成本。扰流片所需的额外作动机构将增加飞机维护成本。该方案同样不适合在飞机设计 初期使用。专利 WO9517334A1 采用完整的翼型作为吊挂的横截面形状来对吊挂进行设计， 该。
13、方案需要吊挂横截面向机身进行偏转。 该方案适合发动机与机翼之间的安装空间较大的 情况。当安装空间较小时， 该方案无法体现出实用价值。因为安装空间较小时， 吊挂横截面 几乎不存在完整的翼型， 以完整的翼型表达的吊挂横截面偏转也无法实现。且该方案对飞 机吊挂与机翼前缘相交位置朝向翼尖一侧的气流可能产生不利影响。 发明内容 0007 本发明的目的在于解决上述现有技术中存在的各种缺陷， 提出一种翼吊布局飞机 中吊挂的整流罩结构设计， 尤其是针对后部整流罩结构加以改进， 使吊挂的后部整流罩得 到足够内部空间的同时， 不会在吊挂后部表面额外增加局部整流罩， 使得吊挂整流罩表面 气流不易产生分离， 从而减小。
14、阻力、 降低重量、 减少发动机安装至机翼所带来的不利影响、 提高飞机性能。 0008 为此目的， 根据本发明的一种实施方式， 提供一种翼吊布局飞机中吊挂的整流罩 结构， 所述整流罩包括位于机翼前缘前方的前部整流罩和位于机翼前缘后方的后部整流 罩， 其中， 至少一部分所述后部整流罩由截面控制线建模成形， 包括至少一组横向站位控制 线和至少一组纵向站位控制线。通过采用站位控制线来成形后部整流罩， 能够允许吊挂在 靠近机翼的位置处利用横向和纵向的曲率以及横向站位控制线后缘夹角对吊挂进行控制， 从而减小吊挂整流罩对机翼的干扰。 0009 根据一种实施方式， 所述后部整流罩的后缘线为向机翼后缘方向突出的。
15、凸出弧 形， 这样能够在保证后部整流罩所需内部容积的同时， 使后部整流罩型面从较宽站位沿顺 气流方向更平缓地过渡到后缘线， 进而有利于抑制吊挂表面气流分离。 0010 根据一种实施方式， 所述后缘线的凸出弧形由曲线段和 / 或直线段构成。 0011 根据一种实施方式， 所述后部整流罩的后缘线与发动机喷口表面直接接触。以这 种方式， 能够减小吊挂后部整流罩处于发动机尾流区域的底面面积， 甚至基本为零， 这在很 大程度上起到减阻的作用， 同时减少了隔热材料的使用面积。 0012 根据一种实施方式， 所述至少一组横向站位控制线和 / 或至少一组纵向站位控制 线为封闭的曲线， 例如为翼型。 0013 。
16、根据一种实施方式， 所述至少一组横向站位控制线和 / 或至少一组纵向站位控制 线为不封闭的曲线， 例如为二次曲线、 样条曲线。 0014 根据一种实施方式， 所述至少一组横向站位控制线和 / 或至少一组纵向站位控制 线为直线。 0015 本发明中通过采用横向及纵向站位控制线对吊挂的后部整流罩建模成形， 能够仅 说 明 书 CN 103612746 A 4 3/4 页 5 通过对吊挂的后部整流罩进行曲率控制来进行吊挂设计， 可以实现在吊挂后部不进行偏转 的情况下， 对吊挂 / 机翼 / 发动机短舱之间空间的流道面积进行优化。此外， 采用向机翼 后缘方向突出的吊挂的后缘线， 同时吊挂后缘线与发动机。
17、喷口表面直接接触， 能够减少吊 挂整流罩表面浸没在发动机尾流中的面积， 从而减小阻力， 改善气动性能， 减弱对机翼的不 利影响， 增加吊挂整流罩的内部容积， 并且避免增加机体结构重量， 降低飞机制造及维护成 本。 附图说明 0016 本发明的其它特征以及优点将通过以下结合附图详细描述的优选实施方式更好 地理解， 附图中， 相同的附图标记标识相同或相似的部件， 其中 ： 0017 图 1 为根据本发明的翼吊布局飞机中吊挂的整流罩结构示意图 ； 0018 图 2 为图 1 中后部整流罩结构的局部放大示意图， 示出了横向站位控制线和纵向 站位控制线 ； 0019 图 3 为根据本发明的翼吊布局飞机中。
18、吊挂的整流罩结构的透视示意图， 示出了吊 挂的后缘线起始位置。 具体实施方式 0020 下面具体描述根据本发明的翼吊布局飞机中吊挂的整流罩结构。 在下面的具体描 述中， 方向性的术语， 例如上、 下、 左、 右等均参考附图中描述的方向使用， 这些方向性的术 语仅用于示例而非限制。 示例的结构设计图及以下描述本发明所结合的实施例并不旨在穷 尽根据本发明的所有实施例。 0021 结合图1和图2所示， 在根据本发明的一种优选实施方式中， 对吊挂的整流罩结构 的改进设计通过将吊挂的后部整流罩的至少一部分采用截面控制线建模成形来实现。 对于 本领域技术人员来说， 建模成形技术应是熟知的， 在此不加赘述。。
19、 其中， 在附图中， 吊挂以20 来标识， 其用于连接发动机短舱 10 和机翼 30。发动机短舱 10 包括发动机进气道入口 11 和 发动机风扇流道出口 13， 发动机喷口 12 向后延伸出发动机风扇流道出口 13。吊挂 20 的整 流罩结构包括位于机翼前缘 31 前方的前部整流罩 21 和位于机翼前缘 31 后方的后部整流 罩 22， 其中， 前部整流罩 21 的纵向剖面线可能终止于机翼上表面 32， 也可能终止于机翼下 表面 33， 后部整流罩 22 则位于机翼下表面 33 的下方并且后部整流罩 22 的后缘线 23 通常 从机翼下表面 33 延伸至发动机短舱 10 的表面。 0022 。
20、在该实施方式中， 至少一部分后部整流罩 22 由截面控制线建模成形， 包括至少一 组横向站位控制线和至少一组纵向站位控制线。这里所谓的 “一组” 意味着至少两条控制 线， 本领域技术人员能够根据实际设计需要采取两条或两条以上的控制线来实现不同的目 的， 由此通过横向站位控制线和纵向站位控制线的曲率可以控制吊挂侧壁的整体外形， 例 如利用横向和纵向的曲率以及横向站位控制线的后缘夹角对吊挂进行控制， 从而减小吊挂 的后部整流罩对机翼的干扰。在一些实施方式中， 横向站位控制线和 / 或纵向站位控制线 可以是封闭的曲线 ( 如翼型 )， 也可以是不封闭的曲线 ( 如二次曲线、 样条曲线等 )， 同样，。
21、 横向站位控制线和 / 或纵向站位控制线还可以为直线。此外， 在一些实施方式中， 吊挂的后 部整流罩可以整体采用控制线方案， 也可以部分采用控制线方案， 还可以使用完整控制线 说 明 书 CN 103612746 A 5 4/4 页 6 进行设计， 或者可以使用部分控制线进行分块设计。 0023 在图 2 所示实施方式中， 横向站位控制线为直线， 而纵向站位控制线为曲线， 包括 从机翼下表面 33 向下间隔设置的四条横向站位控制线 P01， P02， P03， P04， 以及从发动机风 扇流道出口 13 向机翼后缘方向间隔设置的五条纵向站位控制线 S01， S02， S03， S04， S05。
22、。 其中， 第五条纵向站位控制线 S05 位于吊挂 20 的后部整流罩 22 的后缘线 23 之上。这样， 吊挂的后部整流罩 22 通过横向站位控制线和纵向站位控制线以及吊挂的后缘线形成， 可 以实现在吊挂后部不进行偏转的情况下， 对吊挂 / 机翼 / 发动机短舱之间空间的流道面积 进行优化。 0024 如图中所示， 根据本发明的吊挂 20 的后缘线 23 优选为向机翼后缘方向突出的凸 出弧形。该凸出弧形的具体形状由吊挂所需的气动特性来确定， 可由曲线段和 / 或分段的 直线段构成。采用这样的构造， 能够增大吊挂后部的设计空间， 保证所需内部容积， 同时可 以使吊挂从较宽站位(如站位S01)沿。
23、气流流向更平缓地过渡到后缘线23， 从而有利于抑制 吊挂表面上的气流分离， 进而避免诱导机翼下表面曲率分离。 0025 最佳如图 3 所示， 在本发明中， 吊挂 20 的后缘线 23 被设置为与发动机喷口 12 的 表面直接接触于点 T， 从而能够使得吊挂后部处于发动机尾流区域的底面面积减少至基本 为零。 发动机尾流通常温度较高， 为了避免吊挂表面被高温气流烧蚀， 常常需要在吊挂表面 接触发动机尾流的区域增加隔热材料。这种隔热材料重量大、 成本昂贵、 而且维护十分不 便。本发明中通过将吊挂 20 的后缘与发动机尾流的接触部分尽可能减小， 可以最大程度减 小吊挂表面浸没在发动机尾流中的浸润面积，。
24、 减小摩擦阻力、 提高飞机性能， 并且不需要增 加隔热装置， 减少了加工成本， 且大大减轻结构重量， 节省燃油， 增加了飞机商载， 减少了飞 机制造及维护成本。 0026 可以理解的是， 根据实际需要 ( 例如机型、 发动机短舱形状等 )， 吊挂 20 的后缘线 23可接触于发动机喷口12的表面上的任意点， 来不同程度地实现减阻的目的。 图3中将发 动机风扇流道出口 13 与吊挂 20 的后缘线 23 和发动机喷口 12 相接触的点 T 之间的距离标 识为 L， 在优选实施方式中， L 等于发动机风扇流道出口 13 与发动机喷口 12 之间的距离。 0027 本发明的技术内容及技术特点已揭示如上， 应当理解的是， 上述实施方式存在许 多修改方式， 这些方式对相关领域技术人员来说是很明显的。这些修改 / 变型落入本发明 的相关领域中， 也应当包括在所附的权利要求的范围中。 说 明 书 CN 103612746 A 6 1/2 页 7 图 1 图 2 说 明 书 附 图 CN 103612746 A 7 2/2 页 8 图 3 说 明 书 附 图 CN 103612746 A 8 。